JP6873675B2 - Slot type injector for multi-stage fuel in the axial direction - Google Patents

Slot type injector for multi-stage fuel in the axial direction Download PDF

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Description

本明細書に開示される主題は、ガスタービンに関し、より詳細には、ガスタービンにおいて軸方向に燃料を多段化するための噴射器に関する。 The subject matter disclosed herein relates to gas turbines, and more particularly to injectors for axially multistage fuel in gas turbines.

ガスタービンエンジンでは、可燃材料（例えば空気と混合される燃料）は燃焼器で燃焼されて、高エネルギー燃焼流体を生成する。燃焼流体は、移行ダクトを通してタービンに送られ、タービンでは、燃焼流体が、タービンブレードと空気力学的に相互作用して、それらを回転させる。タービンは、タービンの回転ブレードが圧縮機を駆動するように、１つまたは複数のシャフトによって圧縮機に連結され得る。タービンは、発電して、負荷または何らかの他の用途に電力を供給するために使用することができる。 In gas turbine engines, flammable materials (eg, fuel mixed with air) are burned in a combustor to produce a high-energy combustion fluid. The combustion fluid is sent to the turbine through a transition duct, where the combustion fluid aerodynamically interacts with the turbine blades to rotate them. The turbine may be connected to the compressor by one or more shafts so that the rotating blades of the turbine drive the compressor. Turbines can be used to generate electricity and power loads or any other application.

ガスタービンエンジンの排出物（例えば、ＮＯX排出物）は、燃焼中の可燃材料の消費を増やし、より完全な燃焼反応をもたらすことによって低減され得る。燃焼流体が移行ダクトを通過する際、燃焼流体に追加的な可燃材料を噴射すること（すなわち「軸方向に燃料を多段化すること」）は、燃焼流体の温度およびエネルギーを高め、燃料をより理想的に消費することにつながり、したがって、排出物（例えばＮＯX排出物）を低減することができる。 Gas turbine engine emissions (eg, NO X emissions) can be reduced by increasing the consumption of combustible materials during combustion, resulting in a more complete combustion reaction. Injecting additional combustible material into the combustion fluid as it passes through the transition duct (ie, "multi-stage fuel in the axial direction") raises the temperature and energy of the combustion fluid and makes the fuel more fuelable. It leads to ideal consumption and therefore emissions (eg NO X emissions) can be reduced.

次に、図を参照すると、図１は、ターボエンジンシステム（例えばガスタービンエンジン１０）の実施形態のブロック図である。ガスタービンエンジン１０は、ガスタービンエンジン１０を駆動するのに、液体燃料及び／又は気体燃料を使用する場合がある。燃料は、天然ガス、液化天然ガス（ＬＮＧ）、合成ガス、関連石油ガス、メタン、エタン、ブタン、プロパン、バイオガス、消化ガス、埋立ガス、石炭坑内ガス、ガソリン、ディーゼル、ナフサ、灯油、メタノール、バイオ燃料、又はそれらの組合せなどの、任意の適切なガス状又は液状の燃料であってもよい。燃料は、１つ又は複数の燃料供給部１２から燃焼器区分１４に送られることができる。燃料は、燃焼器区分１４の１つ又は複数の点で、空気などの酸化剤と混合され得る。酸化剤と燃料の混合物は、燃焼器区分１４の１つ又は複数の燃焼器１６（例えば燃焼器缶）の中で燃焼し、それによって、高温の加圧燃焼ガスを作成する。 Next, referring to the figure, FIG. 1 is a block diagram of an embodiment of a turbo engine system (for example, a gas turbine engine 10). The gas turbine engine 10 may use liquid fuel and / or gaseous fuel to drive the gas turbine engine 10. Fuels include natural gas, liquefied natural gas (LNG ) , synthetic gas, related petroleum gas, methane, ethane, butane , propane, biogas, digestion gas, landfill gas, coal mine gas, gasoline, diesel, naphtha, kerosene, methanol, biofuels, or their like these combinations may be a fuel of any suitable gaseous or liquid. Fuel can be sent from one or more fuel supply units 12 to the combustor compartment 14. The fuel may be mixed with an oxidant such as air at one or more points in the combustor compartment 14. The oxidizer-fuel mixture burns in one or more combustors 16 (eg, combustor cans) of combustor compartment 14, thereby creating a hot pressurized combustion gas.

いくつかの実施形態では、ガスタービンエンジン１０は、シャフト１８の周囲に配置された燃焼器１６を含むことができる。各燃焼器１６は、燃焼ガスを、１つまたは複数の段２２を有し得るタービン２０の中に向けて、排気出口２４の方へ送ることができる。各段２２は、シャフト１８に連結された、それぞれのロータホイールに連結された一組のブレードを含むことができる。燃焼ガスがタービンブレードを回転させるにつれて、シャフト１８は、回転して圧縮機２６を駆動する。最終的に、ガスタービンエンジン１０は、排気出口２４から排気ガスを排出する。 In some embodiments, the gas turbine engine 10 may include a combustor 16 arranged around a shaft 18. Each combustor 16 can direct combustion gas towards the exhaust outlet 24 into a turbine 20 which may have one or more stages 22. Each step 22 may include a set of blades connected to each rotor wheel connected to a shaft 18. As the combustion gas rotates the turbine blades, the shaft 18 rotates to drive the compressor 26. Finally, the gas turbine engine 10 discharges the exhaust gas from the exhaust outlet 24.

圧縮機２６の１つまたは複数の段２８は、酸化剤取入口３０からの酸化剤（例えば空気）を圧縮する。１つまたは複数の段２８は、シャフト１８に連結されることができる。各段２８は、回転して圧力を上げて圧縮酸化剤を提供するブレードを含む。圧縮機２６の中のブレードが回転するにつれて、酸化剤は、酸化剤供給部３２から引き出される。 One or more stages 28 of the compressor 26 compress the oxidant (eg, air) from the oxidant inlet 30. One or more steps 28 can be connected to the shaft 18. Each stage 28 includes a blade that rotates to increase pressure to provide a compression oxidant. As the blades in the compressor 26 rotate, the oxidant is drawn from the oxidant supply 32.

圧縮機２６から放出される圧縮された酸化剤は、燃料と混合するために、燃焼器区分１４の中の１つまたは複数の燃焼器１６の中に送られる。例えば、燃焼器区分１４の燃料ノズルは、燃料と圧縮酸化剤を燃焼に適切な割合で燃焼器１６の中に噴射することができる。例えば、適切な燃焼は、排出物を最小限にして、燃料を実質的に完全に燃焼させることができる。 The compressed oxidant released from the compressor 26 is sent into one or more combustors 16 in the combustor compartment 14 for mixing with the fuel. For example, the fuel nozzle of the combustor category 14 can inject fuel and a compressed oxidizer into the combustor 16 at an appropriate ratio for combustion. For example, proper combustion can minimize emissions and burn the fuel substantially completely.

シャフト１８はさらに、航空機のプロペラまたは動力プラント内の発電器などの可動負荷または据置負荷であり得る負荷３４に連結され得る。負荷３４は、ガスタービンエンジン１０の回転性出力によって給電を受けることができる任意の適切な装置を含み得る。 The shaft 18 may also be coupled to a load 34, which can be a movable or stationary load, such as an aircraft propeller or a generator in a power plant. The load 34 may include any suitable device that can be powered by the rotational output of the gas turbine engine 10.

図２は、例示的な燃焼器１６の概略図である。燃焼器は、一次燃料供給部１２からの燃料が、圧縮機２６からの空気と混合される先端部５０を有する。燃料／空気混合物は、第１の燃焼帯５２で燃焼される。次いで、流体は、燃焼器１６を流下して、第２の燃焼帯５６を含む移行ダクト５４に入る。移行ダクト５４は、１つ又は複数の軸平面に、移行ダクト５４の周囲で円周方向に分散された複数の軸方向燃料多段化（ＡＦＳ：ａｘｉａｌ ｆｕｅｌ ｓｔａｇｉｎｇ）噴射器５８を含むことができる（噴射器５８は、図２では２つの平面に位置する）。しかしながら、ＡＦＳは、燃焼器ライナと移行ダクトの組合せ、又は一体型燃焼器にも適用することができる。ＡＦＳ噴射器は、二次燃料源６０からの第２の燃料を噴射し、第２の燃料を圧縮空気源６１（例えば圧縮機２６）からの圧縮空気と混合し、混合物を、主流方向６２を概ね横断する方向に噴射する。第２の燃料と空気の混合物は、第２の燃焼帯５６で燃焼することができる。いくつかの実施形態では、二次燃料は、二次燃料供給部６０から提供することができ、この場合には、二次的単一の又は複数の燃料は、一次燃料（例えば、天然ガス、液化天然ガス（ＬＮＧ）などの任意の適切なガス状又は液状燃料、合成ガス、関連石油ガス、メタン、エタン、ブタン、プロパン、バイオガス、消化ガス、埋立ガス、石炭坑内ガス、ガソリン、ディーゼル、ナフサ、灯油、メタノール、バイオ燃料、又はそれらの組合せ）より高い揮発性を有していてもよい。いくつかの実施形態では、二次燃料は、一次燃料と同じであってもよく、一次燃料供給部１２から提供されてもよい。第２の燃料／空気混合物を移行ダクト５４（ならびに先端部５０）の中で噴射することは、特定の排出物（例えばＮＯＸ排出物）を低減することができるより完全な燃焼を促進するのに役立つ。 FIG. 2 is a schematic view of an exemplary combustor 16. The combustor has a tip 50 in which the fuel from the primary fuel supply 12 is mixed with the air from the compressor 26. The fuel / air mixture is burned in the first combustion zone 52. The fluid then flows down the combustor 16 and enters the transition duct 54 containing the second combustion zone 56. The transition duct 54 may include a plurality of axial fuel staging (AFS) injectors 58 that are circumferentially dispersed around the transition duct 54 in one or more axial planes (AFS). The injector 58 is located on two planes in FIG. 2). However, AFS can also be applied to a combination of combustor liner and transition duct, or an integrated combustor. The AFS injector injects a second fuel from the secondary fuel source 60, mixes the second fuel with compressed air from a compressed air source 61 (eg, compressor 26), and mixes the mixture in the mainstream direction 62. It sprays in a direction that roughly crosses. The second fuel and air mixture can be burned in the second combustion zone 56. In some embodiments, the secondary fuel can be provided by the secondary fuel supply unit 60, in which case the secondary single or multiple fuels are the primary fuel (eg, natural gas, etc.). Any suitable gaseous or liquid fuel such as liquefied natural gas (LNG), synthetic gas, related petroleum gas, methane, ethane, butane , propane, biogas, digestion gas, landfill gas, coal mine gas, gasoline, diesel, naphtha, kerosene, methanol, may have a biofuel, or its those combinations) higher volatility. In some embodiments, the secondary fuel may be the same as the primary fuel or may be provided by the primary fuel supply unit 12. Injecting a second fuel / air mixture into the transition duct 54 (as well as the tip 50) is to promote more complete combustion that can reduce certain emissions (eg NOX emissions). Useful.

図３は、ＡＦＳ噴射器５８が移行ダクト５４の周囲で円周方向４０に配置されている、移行ダクト５４の斜視断面図を示す。このような噴射器５８は、同一出願人による米国特許出願第１３／２３３，１２７号に記載されるものと同じであっても、または類似していてもよく、同出願の開示を参考文献として本明細書に援用する。図３からわかるように、ＡＦＳ噴射器５８は、それらが、（円周方向４０に）幅広というより、軸方向３６に長いことから、「スロット型」である。圧縮機２６からの圧縮空気は、各ＡＦＳ噴射器５８の中に通される。次いで、各ＡＦＳ噴射器５８は、二次燃料をオリフィスから圧縮空気の流路の中に噴射する。スロット型ＡＦＳ噴射器５８は、逆流領域または冷却スリーブを通って燃焼器１６を取り囲む圧縮機放出容積の中に半径方向３８に延びている。ＡＦＳ噴射器５８は、軸方向３６にも延びており、これは、移行ダクト５４を通る主流路６２に実質的と揃っている。ＡＦＳ噴射器５８は、さらに円周方向４０にも延びている。 FIG. 3 shows a perspective sectional view of the transition duct 54 in which the AFS injector 58 is arranged around the transition duct 54 in the circumferential direction 40. Such an injector 58 may be the same as or similar to that described in U.S. Patent Application No. 13 / 233,127 by the same applicant, with reference to the disclosure of that application. Incorporated herein. As can be seen from FIG. 3, the AFS injectors 58 are "slot type" because they are longer in the axial direction 36 rather than wider (in the circumferential direction 40). The compressed air from the compressor 26 is passed through each AFS injector 58. Each AFS injector 58 then injects secondary fuel from the orifice into the flow path of compressed air. The slotted AFS injector 58 extends radially 38 through a backflow region or cooling sleeve into the compressor release volume surrounding the combustor 16. The AFS injector 58 also extends axially 36, which is substantially aligned with the main flow path 62 through the transition duct 54. The AFS injector 58 further extends in the circumferential direction 40.

軸方向に燃料を多段化するための前述の噴射器システムは、ある程度の利点を持っているが、ガスタービンエンジン内で可燃材料の消費をさらに増やして排出物を低減するために、軸方向に燃料を多段化するためのハードウェアおよび技術をさらに開発することが望ましい。このような目的に、本開示は取り組む。 The aforementioned injector system for axially multistage fuel has some advantages, but axially to further increase the consumption of combustible materials and reduce emissions within the gas turbine engine. It is desirable to further develop the hardware and technology for multi-stage fuel. This disclosure addresses this purpose.

米国特許第９０１０１２０号公報U.S. Pat. No. 9010120

本来の特許請求の範囲に相応する特定の実施形態を、以下に要約する。これらの実施形態は、特許請求の範囲を制限することは意図されておらず、むしろ、これらの実施形態は、請求される主題の可能な形態の概要を提示することが意図されているに過ぎない。実際に、特許請求の範囲は、以下に述べる実施形態と類似していてもよい、または異なっていてもよいさまざまな形態を包含し得る。 Specific embodiments corresponding to the original claims are summarized below. These embodiments are not intended to limit the scope of the claims, but rather these embodiments are only intended to provide an overview of the possible forms of the claimed subject matter. Absent. In fact, the claims may include various embodiments that may be similar or different from the embodiments described below.

１つの実施形態では、ガスタービン用の軸方向燃料多段化噴射器は、本体を含む。本体は、上流端部および下流端部を含む。本体は、圧縮空気が中を通って、圧縮空気源からガスタービン燃焼器の移行ダクトに流れる一次圧縮空気流路を画定する。本体は、その内部面上に配置された複数の出口を含む。複数の出口の各出口は、二次燃料源と流体連通しており、二次燃料路を画定する第１の壁を含む二次燃料導管を含む。二次圧縮空気導管は、圧縮空気源と流体連通しており、実質的な共軸環状配置で第１の壁周りに配置された第２の壁を含み、第１の壁および第２の壁は、二次圧縮空気流路を画定する。各出口は、二次燃料と圧縮空気を、一次圧縮空気流路を横断する方向で一次圧縮空気流路の中に噴射して、燃料と空気の混合物を形成するように構成される。 In one embodiment, the axial fuel multistage injector for the gas turbine includes a body. The body includes an upstream end and a downstream end. The body defines a primary compressed air flow path through which compressed air flows from the compressed air source to the transition duct of the gas turbine combustor. The body includes a plurality of outlets arranged on its inner surface. Each outlet of the plurality of outlets is in fluid communication with the secondary fuel source and includes a secondary fuel conduit including a first wall defining the secondary fuel path. The secondary compressed air conduit is fluid communicating with the compressed air source and includes a second wall arranged around the first wall in a substantially coaxial annular arrangement, the first wall and the second wall. Defines a secondary compressed air flow path. Each outlet is configured to inject secondary fuel and compressed air into the primary compressed air flow path in a direction crossing the primary compressed air flow path to form a fuel-air mixture.

第２の実施形態では、ガスタービンエンジンは、圧縮機および燃焼器を含む。圧縮機は、空気を圧縮するように構成される。燃焼器は、圧縮機から圧縮空気を受け取り、一次燃料源から一次燃料を受け取り、圧縮空気と一次燃料との混合物を燃焼して、結果的に燃焼流体が生じるように構成される。燃焼器は、移行ダクトと、軸方向燃料多段化噴射器とを含む。移行ダクトは、燃焼器をタービンに流体連結し、燃焼流体をタービンの方へ送るように構成される。軸方向燃料多段化噴射器は、移行ダクトに連結されており、本体と、本体の内部面上に配置される複数の出口とを含む。本体は、圧縮空気が中を通って、圧縮空気源からガスタービン燃焼器の移行ダクトへ流れる一次圧縮空気流路を画定する。複数の出口の各出口は、二次燃料源と流体連通しており、二次燃料路を画定する第１の壁を含む二次燃料導管を含む。二次圧縮空気導管は、圧縮空気源と流体連通しており、実質的な共軸環状配置で第１の壁周りに配置された第２の壁を含み、第１の壁および第２の壁は、二次圧縮空気流路を画定する。各出口は、二次燃料と圧縮空気を、一次圧縮空気流路を横断する方向で一次圧縮空気流路の中に噴射して、燃料と空気の混合物を形成するように構成される。 In the second embodiment, the gas turbine engine includes a compressor and a combustor. The compressor is configured to compress the air. The combustor is configured to receive compressed air from the compressor, receive primary fuel from the primary fuel source, and burn a mixture of compressed air and primary fuel, resulting in a combustion fluid. The combustor includes a transition duct and an axial fuel multistage injector. The transition duct is configured to fluidly connect the combustor to the turbine and direct the combustion fluid towards the turbine. The axial fuel multistage injector is connected to a transition duct and includes a body and a plurality of outlets located on the inner surface of the body. The body defines a primary compressed air flow path through which compressed air flows from the compressed air source to the transition duct of the gas turbine combustor. Each outlet of the plurality of outlets is in fluid communication with the secondary fuel source and includes a secondary fuel conduit including a first wall defining the secondary fuel path. The secondary compressed air conduit is fluid communicating with the compressed air source and includes a second wall arranged around the first wall in a substantially coaxial annular arrangement, the first wall and the second wall. Defines a secondary compressed air flow path. Each outlet is configured to inject secondary fuel and compressed air into the primary compressed air flow path in a direction crossing the primary compressed air flow path to form a fuel-air mixture.

第３の実施形態では、軸方向に燃料を多段化する（ＡＦＳ）方法は、二次燃料源から二次燃料流を受け取ることと、圧縮空気源から一次圧縮空気流を受け取ることと、二次圧縮空気流を一次圧縮空気流から逸らすことと、二次圧縮空気流を実質的な共軸環状配置で二次燃料流周りに送ることと、二次燃料流と二次圧縮空気流を、オリフィスの共軸環状配置を通して一次圧縮空気流を実質的に横断する方向で一次圧縮空気流の中に噴射して、燃料と空気の混合物を形成することと、燃料と空気の混合物をガスタービンエンジンの燃焼器の中に送ることとを含む。 In a third embodiment, the axially multistage (AFS) method involves receiving a secondary fuel stream from a secondary fuel source, receiving a primary compressed air stream from a compressed air source, and secondary. Diverting the compressed air flow from the primary compressed air flow, sending the secondary compressed air flow around the secondary fuel flow in a substantially co-axial annular arrangement, and providing the secondary fuel flow and secondary compressed air flow to the orifice. Injecting into the primary compressed air stream substantially across the primary compressed air flow through the co-axial annular arrangement of the fuel and air to form a fuel and air mixture and the fuel and air mixture from the gas turbine engine. Includes sending into a combustor.

図面の全体にわたって類似の符号が類似の部分を表している添付図面を参照して以下の詳細説明を読めば、本発明についての前述および他の特徴、態様、および利点は、よりよく理解されるであろう。 The aforementioned and other features, embodiments, and advantages of the present invention are better understood by reading the following detailed description with reference to the accompanying drawings in which similar reference numerals represent similar parts throughout the drawing. Will.

ガスタービンエンジンの実施形態のブロック図である。It is a block diagram of the embodiment of a gas turbine engine. 本開示の態様による燃焼器の１つの実施形態の概略図である。It is a schematic diagram of one embodiment of a combustor according to the aspect of this disclosure. 軸方向燃料多段化（ＡＦＳ）噴射器が、本開示の態様による移行ダクトの周囲で円周方向に配置されている、移行ダクトの斜視断面図である。FIG. 3 is a perspective cross-sectional view of a transition duct in which an axial fuel multistage (AFS) injector is arranged in a circumferential direction around the transition duct according to aspects of the present disclosure. 本開示の態様による共軸環状出口ＡＦＳ噴射器の１つの実施形態の斜視図である。It is a perspective view of one Embodiment of the co-axis annular outlet AFS injector according to the aspect of this disclosure. 本開示の態様による、線Ｖ−Ｖに沿った、図４の共軸環状出口ＡＦＳ噴射器の１つの実施形態の概略断面図である。FIG. 6 is a schematic cross-sectional view of one embodiment of the co-axial annular outlet AFS injector of FIG. 4 along line VV according to aspects of the present disclosure. 本開示の態様によるＡＦＳ噴射器の２つの共軸環状出口の１つの実施形態の斜視断面図である。It is a perspective sectional view of one embodiment of two co-axis annular outlets of an AFS injector according to the aspect of the present disclosure. 本開示の態様による共軸環状出口の１つの実施形態の断面図である。It is sectional drawing of one Embodiment of the co-axial annular exit according to the aspect of this disclosure. 本開示の態様による軸方向燃料多段化工程の１つの実施形態の流れ図である。It is a flow chart of one Embodiment of the axial fuel multistage process by the aspect of this disclosure.

以下１つまたは複数の特定の実施形態を説明する。これらの実施形態を簡潔に説明するために、実際の実施態様の全ての特徴を、本明細書に記載しているわけではない。何らかの工学的プロジェクトまたは設計プロジェクトにおいて、何らかのそのような実際の実施態様を開発するに当たって、ある実施態様と別の実施とでは変わり得る、システム関連および事業関連の制約条件の順守などの、開発者の特定の目的を達成するために、実施態様に特有の決定を多数下さなければならないことを理解されたい。そのうえ、このような開発作業は、複雑で時間のかかるものであるかもしれないが、それでもやはり、本開示の恩恵を受ける当業者にとって、設計、製作、および製造のルーチン的な事業であることを理解されたい。 Hereinafter, one or more specific embodiments will be described. In order to briefly describe these embodiments, not all features of the actual embodiments are described herein. In developing any such actual embodiment in any engineering or design project, the developer's compliance with system-related and business-related constraints that may vary between one embodiment and another. It should be understood that a number of embodiment-specific decisions must be made to achieve a particular objective. Moreover, such development work, which may be complex and time-consuming, is nonetheless a routine design, manufacture, and manufacturing process for those skilled in the art who will benefit from this disclosure. I want to be understood.

本開示のさまざまな実施形態の要素を紹介するとき、冠詞「１つの（ａ）」、「１つの（ａｎ）」、「その（ｔｈｅ）」、「前記（ｓａｉｄ）」は、１つまたは複数の要素があることを意味することが意図される。「備えること（ｃｏｍｐｒｉｓｉｎｇ）」「含むこと（ｉｎｃｌｕｄｉｎｇ）」、および「有すること（ｈａｖｉｎｇ）」という用語は、包括的であり、列挙された要素以外に追加的な要素があり得ることを意味することが意図される。さらに、以下の考察におけるどのような数値例も、非限定的であることが意図されており、したがって、追加的な数値、値域、および割合が、開示される実施形態の範囲に含まれる。 When introducing the elements of the various embodiments of the present disclosure, the articles "one (a)", "one (an)", "the", "said" may be one or more. Is intended to mean that there is an element of. The terms "comprising," "inclusion," and "having" are inclusive and mean that there may be additional elements beyond those listed. Is intended. In addition, any numerical example in the discussion below is intended to be non-limiting and therefore additional numerical values, ranges, and percentages are included in the scope of the disclosed embodiments.

可燃材料は、ガスタービンエンジンの燃焼器の中で燃焼されて、高エネルギーの燃焼流体を形成し、この燃焼流体は、移行ダクトを通ってタービンに送られる。タービンでは、燃焼流体は、空気力学的にブレードと相互作用して、タービンのブレードを回転させる。燃焼流体が移行ダクトを通って移動する際に、それらに追加的な可燃材料を噴射する（すなわち、軸方向に燃料の多段化する）ことによって、より完全な燃焼反応を実現することができ、結果的に、大部分の可燃材料が消費され、かつ排出物が低減され得る。共軸環状配置の燃料と圧縮空気を、先端部から移行ダクトへ向かう圧縮空気の流れの中に噴射することによって、燃料は、より高い運動量を有するようになり、結果的に、噴射が、スロット型ダクトを通って一次圧縮空気の中へよりうまく進入するようになる。このことにより、ひいては、燃料が圧縮空気と完全に混合することが可能になる。このように軸方向に多段化された燃料と空気の混合物は、移行ダクト内で燃焼流体に到達すると、より完全に混合される。 The combustible material is burned in the combustor of a gas turbine engine to form a high-energy combustion fluid, which is sent to the turbine through a transition duct. In a turbine, the combustion fluid aerodynamically interacts with the blades to rotate the turbine blades. A more complete combustion reaction can be achieved by injecting additional combustible materials (ie, axially multistage fuel) into them as the combustion fluids move through the transition ducts. As a result, most combustible materials can be consumed and emissions can be reduced. By injecting the co-axial annular arrangement of fuel and compressed air into the flow of compressed air from the tip to the transition duct, the fuel will have a higher momentum, resulting in the injection being slotted. It will better penetrate into the primary compressed air through the mold duct. This in turn allows the fuel to be completely mixed with the compressed air. The mixture of fuel and air thus multistaged in the axial direction is more completely mixed when it reaches the combustion fluid in the transition duct.

図４は、共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の斜視断面図を示す。共軸環状ＡＦＳ噴射器７０は、半径方向３８に移行ダクト５４の壁まで延びる。共軸環状ＡＦＳ噴射器７０は、外に面する部分７２及び本体７４を備える。外に面する部分７２は、燃焼器１６の縦軸に関して外に向いている。本体７４は、軸方向３６に延びる長さ７６を有し、これは、移行ダクト５４を通る主流路６２に実質的に揃っている。さらに、本体７４は、深さ７８を有する。共軸環状ＡＦＳ噴射器７０は、一次圧縮空気流路８２を画定する内部面８０を有することができる。外に面する部分７２は、二次燃料及び圧縮空気を一次圧縮空気流路８２の中に噴射するための共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の上流端部に配置された噴射システム８４を含む。図４に示すように、噴射システム８４は、共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の内部面８０上に配置されたいくつかの出口８６を含み得る。出口８６は、共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の前方側部８８及び後方側部９０の一方又は両方に配置され得る。共軸環状ＡＦＳ噴射器７０のそれぞれの側部８８、９０上に配置された任意の数の出口８６が存在し得る。例えば、可能な実施形態は、それぞれの側部８８、９０上に、０、１、２、３、４、５、６、７、８、９、１０、１２、１４、１６、１８、２０、２２、２４、２６、２８、３０、又は別の個数の出口８６を有することができる。いくつかの実施形態では、共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の深さ７８に沿って配置された出口８６が、さらに存在し得る。各出口８６は、二次燃料オリフィス９２と、共軸環状式で二次燃料オリフィス９２の周囲に配置された二次圧縮空気オリフィス９４とを含み得る。圧縮空気が、一次圧縮空気流路８２に沿って、半径方向３８に共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の内部を通って流れる際に、出口８６は、二次燃料（例えば二次燃料オリフィス９２から）及び圧縮空気（例えば二次圧縮空気オリフィス９４から）を、圧縮空気流路８２を概ね横断する方向で一次圧縮空気流路８２の中に噴射する。共軸環状配置の出口８６から噴射される圧縮空気及び二次燃料は、結果的に、二次燃料及び圧縮空気のより完全な混合をもたらすことが判明した。図５〜図７に関してさらに詳細に検討するように、出口８６は、圧縮空気及び二次燃料を共軸環状式で一次圧縮空気流路８２の中に噴射するように構成され得る。 FIG. 4 shows a perspective sectional view of the co-axis annular AFS injector 70. Coaxial annular AFS injector 70 extends to the wall of the radial 38 moves Gyoda transfected 54. The co-axis annular AFS injector 70 includes an outward facing portion 72 and a body 74. The outward facing portion 72 faces outward with respect to the vertical axis of the combustor 16. The main body 74 has a length 76 extending in the axial direction 36, which is substantially aligned with the main flow path 62 passing through the transition duct 54. Further, the body 74 has a depth of 78. The co-axial annular AFS injector 70 can have an internal surface 80 that defines the primary compressed air flow path 82. The outward facing portion 72 includes an injection system 84 located at the upstream end of a co-axial annular AFS injector 70 for injecting secondary fuel and compressed air into the primary compressed air flow path 82. As shown in FIG. 4, the injection system 84 may include several outlets 86 located on the inner surface 80 of the coaxial annular AFS injector 70. The outlet 86 may be located at one or both of the front side 88 and the rear side 90 of the co-axial annular AFS injector 70. There may be any number of outlets 86 located on the respective sides 88, 90 of the coaxial annular AFS injector 70. For example, possible embodiments are on 0, 1, 2, 3, 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 12, 14, 16, 18, 20, respectively, on the sides 88, 90. It can have 22, 24, 26, 28, 30, or another number of outlets 86. In some embodiments, there may further be an outlet 86 arranged along a depth 78 of the coaxial annular AFS injector 70. Each outlet 86 may include a secondary fuel orifice 92 and a secondary compressed air orifice 94 that is co-axially annular and is located around the secondary fuel orifice 92. As the compressed air flows along the primary compressed air flow path 82 in the radial direction 38 through the interior of the coaxial annular AFS injector 70, the outlet 86 exits the secondary fuel (eg, from the secondary fuel orifice 92). And compressed air (for example, from the secondary compressed air orifice 94) is injected into the primary compressed air flow path 82 in a direction substantially crossing the compressed air flow path 82. It has been found that the compressed air and secondary fuel injected from the outlet 86 of the co-axial annular arrangement result in a more complete mixture of the secondary fuel and the compressed air. As discussed in more detail with respect to FIGS. 5-7, the outlet 86 may be configured to inject compressed air and secondary fuel into the primary compressed air flow path 82 in a co-axial annular manner.

図５は、本開示による、図４の線Ｖ−Ｖから見た、共軸環状オリフィスＡＦＳ噴射器７０の断面概略図である。ＡＦＳ噴射器７０の中の２つの共軸環状出口８６の斜視断面図を、図６に示す。 FIG. 5 is a schematic cross-sectional view of the co-axis annular orifice AFS injector 70 as viewed from line VV of FIG. 4 according to the present disclosure. A perspective sectional view of two co-axial annular outlets 86 in the AFS injector 70 is shown in FIG.

図５に示すように、二次燃料源からの二次燃料は、二次の燃料マニホルド１１０を通って、二次燃料流路１１４を画定する二次燃料導管１１２の中に引き出される。一次圧縮空気流路８２は、噴射器７０の上流端部１１６から、移行ダクト５４と接触している、噴射器７０の下流端部１１８まで通る。一部の一次圧縮空気流は、二次圧縮空気マニホルド１２０から、二次燃料導管１１２と同心である（半径方向外側で囲んでいる）実質的に楕円形の二次圧縮空気導管１２２に送られる。二次燃料及び圧縮空気が、共軸環状流れとして、一次圧縮空気流路８２の方向を横断する方向で一次圧縮空気流路８２の中に噴射されるように、二次圧縮空気流路１２４は、共軸環状式（管の中に管のある組立体として説明することができる）の二次燃料流路１１４周りに送られる。二次燃料導管１１２及び二次圧縮空気導管１２２は共に、一次圧縮空気流路８２と流体連通する二次圧縮空気流路１２４を画定する。 As shown in FIG. 5, the secondary fuel from the secondary fuel source is drawn through the secondary fuel manifold 110 into the secondary fuel conduit 112 that defines the secondary fuel flow path 114. The primary compressed air flow path 82 passes from the upstream end 116 of the injector 70 to the downstream end 118 of the injector 70, which is in contact with the transition duct 54. Some primary compressed air flow is sent from the secondary compressed air manifold 120 to a substantially elliptical secondary compressed air conduit 122 that is concentric with the secondary fuel conduit 112 (surrounded radially outward). .. The secondary compressed air flow path 124 is such that the secondary fuel and the compressed air are injected into the primary compressed air flow path 82 in a direction crossing the direction of the primary compressed air flow path 82 as a coaxial annular flow. , Co-axial annular type (which can be described as an assembly with a pipe inside the pipe) is fed around the secondary fuel flow path 114. Both the secondary fuel conduit 112 and the secondary compressed air conduit 122 define a secondary compressed air flow path 124 that communicates with the primary compressed air flow path 82.

いくつかの共軸環状出口８６は、共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の長さおよび深さに沿って位置し、共軸環状の二次燃料／空気流を導入するための複数の噴射点を提供することができる。図５は、共軸環状ＡＦＳ噴射器７０の前方側部８８、後方側部９０のそれぞれの上の単一の出口８６を示しているが、前方側部８８および後方側部９０の一方または両方は、複数の出口８６と、圧縮空気および二次燃料をそれぞれの導管１１２、１２２に配送するように構成された、マニホルド１１０、１２０に流体連結されたそれぞれの導管１１２、１２２とを含むことができることを理解されたい。各出口８６は、図６および図７に示すように、二次燃料導管１１２および二次圧縮空気導管１２２を含む、管の中に管のある組立体によって形成される。圧縮空気流路８２の中に二次燃料および圧縮空気を噴射することは、二次燃料と圧縮空気とを混合することと、二次燃料の運動量を上昇させ、それによって、よりうまく進入させて圧縮空気と混合することとを改善するのに役立つ。 Several co-axial annular outlets 86 are located along the length and depth of the co-axial annular AFS injector 70 to provide multiple injection points for introducing co-axial annular secondary fuel / airflow. can do. FIG. 5 shows a single outlet 86 above each of the front side 88 and the rear side 90 of the coaxial annular AFS injector 70, but one or both of the front side 88 and the rear side 90. May include a plurality of outlets 86 and, respectively, conduits 112, 122 fluidly coupled to manifolds 110, 120, configured to deliver compressed air and secondary fuel to the respective conduits 112, 122. Please understand what you can do. Each outlet 86 is formed by an assembly having a pipe inside the pipe, including a secondary fuel conduit 112 and a secondary compressed air conduit 122, as shown in FIGS. 6 and 7. Injecting secondary fuel and compressed air into the compressed air flow path 82 mixes the secondary fuel with the compressed air and increases the momentum of the secondary fuel, thereby allowing it to enter better. Helps improve mixing with compressed air.

図７は、図６の線ＶＩＩ−ＶＩＩに沿った、共軸環状出口８６の断面図である。二次燃料は、二次燃料導管１１２の中の二次燃料流路１１４を通って流れる。二次燃料導管は、内径１５０および外径１５２を備えた第１の壁１４８を有する。図示する例示的な実施形態では、第１の壁１４８の内径１５０は、約２．６６７ｍｍ（０．１０５インチ）であり、第１の壁１４８の外径は、約３．１７５ｍｍ（０．１２５インチ）であるが、他の寸法であってもよい。圧縮空気は、二次圧縮空気導管１２２を通る二次圧縮空気流路１２４を通って流れる。二次圧縮空気導管１２２は、内径１５８および外径１６０を備えた第２の壁１５６を有する。図示する例示的な実施形態では、第２の壁１５６の内径１５８は、約４．４４５ｍｍ（０．１７５インチ）であり、第２の壁１５６の外径１６０は、約４．９５３ｍｍ（０．１９５インチ）であるが、他の寸法であってもよい。描写するように、二次圧縮空気流路１２４が、実質的に共軸環状の、いくつかの実施形態では同軸の装置の中で、二次燃料流路１１４の周囲に配置されていることに留意されたい。 FIG. 7 is a cross-sectional view of the co-axis annular outlet 86 along line VII-VII of FIG. The secondary fuel flows through the secondary fuel flow path 114 in the secondary fuel conduit 112. The secondary fuel conduit has a first wall 148 with an inner diameter of 150 and an outer diameter of 152. In the illustrated exemplary embodiment, the inner diameter 150 of the first wall 148 is about 2.667 mm (0.105 inches) and the outer diameter of the first wall 148 is about 3.175 mm (0.125 inches). Inches), but may have other dimensions. Compressed air flows through the secondary compressed air flow path 124 through the secondary compressed air conduit 122. The secondary compressed air conduit 122 has a second wall 156 with an inner diameter of 158 and an outer diameter of 160. In the illustrated exemplary embodiment, the inner diameter 158 of the second wall 156 is about 4.445 mm (0.175 inches) and the outer diameter 160 of the second wall 156 is about 4.953 mm (0. 195 inches), but may have other dimensions. As described, the secondary compressed air flow path 124 is located around the secondary fuel flow path 114 in a substantially coaxial annular, in some embodiments coaxial device. Please note.

図８は、軸方向燃料多段化工程２００の１つの実施形態の流れ図である。ブロック２０２では、二次燃料流が、二次燃料源から受け取られる。二次燃料は、天然ガス、液化天然ガス（ＬＮＧ）、合成ガス、関連石油ガス、メタン、エタン、ブタン、プロパン、バイオガス、消化ガス、埋立ガス、石炭坑内ガス、ガソリン、ディーゼル、ナフサ、灯油、メタノール、バイオ燃料又はそれらの組合せなどの任意の適切なガス状又は液状の燃料であってもよい。あるいは、二次燃料は、一次燃料供給部から受け取られてもよく、したがって、同じ種類の燃料であってもよい。二次燃料流は、二次燃料マニホルド１１０によって受け取られることができ、１つ又は複数の二次燃料導管１１２に配送され得る。ブロック２０４では、一次圧縮空気流が、圧縮空気源から受け取られることができる。圧縮空気流は、圧縮機２６から直接に、又は他の圧縮空気源から来てもよい。 FIG. 8 is a flow chart of one embodiment of the axial fuel multistage step 200. At block 202, the secondary fuel stream is received from the secondary fuel source. Secondary fuels are natural gas, liquefied natural gas (LNG), synthetic gas, related petroleum gas, methane, ethane, butane , propane, biogas, digestion gas, landfill gas, coal mine gas, gasoline, diesel, naphtha, kerosene. , methanol may be a fuel of any suitable gaseous or liquid, such as biofuel or its these combinations. Alternatively, the secondary fuel may be received from the primary fuel supply and therefore may be of the same type of fuel. The secondary fuel stream can be received by the secondary fuel manifold 110 and delivered to one or more secondary fuel conduits 112. At block 204, the primary compressed air flow can be received from the compressed air source. The compressed air flow may come directly from the compressor 26 or from another compressed air source.

ブロック２０６では、二次圧縮空気流は、一次圧縮空気流路８２から逸らされ、二次圧縮空気マニホルド１２０を通って、１つ又は複数の二次圧縮空気導管１２２に配送される。二次圧縮空気流を一次圧縮空気流から逸らすことの１つの実施形態は、図５に関して図示して検討された。ブロック２０８では、二次圧縮空気流は、共軸環状配置の中の二次燃料流路１１４周りに送られ得る。例えば、二次圧縮空気流は、図５に関して図示して検討したように、二次燃料導管１１２と実質的に共軸環状になっており、一部の場合では同軸である二次圧縮空気導管１２２を通して送られてもよい。二次燃料導管１１２及び二次圧縮空気導管１２２の１つの実施形態を図７に示す。図７の実施形態では、第１の壁１４８は、二次燃料流路１１４を画定する。共軸環状配置で第１の壁１４８周りに配置される、第２の壁１５６と第１の壁１４８とが、二次圧縮空気流路１２４を画定する。二次燃料流及び二次圧縮空気流は、それぞれの導管１１２、１２２を通して、１つ又は複数の共軸環状出口８６に送られる。 At block 206, the secondary compressed air flow is diverted from the primary compressed air flow path 82 and delivered through the secondary compressed air manifold 120 to one or more secondary compressed air conduits 122. One embodiment of diverting the secondary compressed air flow from the primary compressed air flow has been illustrated and studied with respect to FIG. At block 208, the secondary compressed air flow can be sent around the secondary fuel flow path 114 in the co-axial annular arrangement. For example, the secondary compressed air flow is substantially coaxially annular with the secondary fuel conduit 112 and, in some cases coaxial, the secondary compressed air conduit, as illustrated and discussed with respect to FIG. It may be sent through 122. One embodiment of the secondary fuel conduit 112 and the secondary compressed air conduit 122 is shown in FIG. In the embodiment of FIG. 7, the first wall 148 defines the secondary fuel flow path 114. The second wall 156 and the first wall 148, which are arranged around the first wall 148 in a co-axial annular arrangement, define the secondary compressed air flow path 124. The secondary fuel stream and the secondary compressed air stream are sent to one or more co-axial annular outlets 86 through the respective conduits 112, 122.

ブロック２１０では、二次燃料流及び二次圧縮空気流は、一次圧縮空気流路８２を実質的に横断する方向で、（例えばＡＦＳ噴射器７０の本体７４を通って）一次圧縮空気流路８２の中に（例えば共軸環状出口８６を通って）噴射される。二次燃料は、それが流れるときに、圧縮空気と混合して、燃料と空気の混合物を形成する。ブロック２１２では、燃料と空気の混合物は、ガスタービンエンジン１０の燃焼器１６の移行ダクト５４の中に送られる。 In block 210, the secondary fuel flow and the secondary compressed air flow substantially traverse the primary compressed air flow path 82 (eg, through the body 74 of the AFS injector 70) in the primary compressed air flow path 82. Is injected into (eg, through a co-axial annular outlet 86). The secondary fuel mixes with compressed air as it flows to form a mixture of fuel and air. At block 212, a mixture of fuel and air is sent into the transition duct 54 of the combustor 16 of the gas turbine engine 10.

本発明の技術的な効果は、二次燃料および圧縮空気を、ガスタービン燃焼器の移行ダクトに送られる圧縮空気流れの中に共軸環状噴射することを含む。開示した技術は、圧縮空気と二次燃料の混合を改善し、結果的に、ガスタービンエンジンの排出物を低減する。 The technical effect of the present invention includes co-axial annular injection of secondary fuel and compressed air into a compressed air stream sent to a transition duct of a gas turbine combustor. The disclosed technology improves the mixing of compressed air and secondary fuel and, as a result, reduces gas turbine engine emissions.

本噴射器７０の具体例は、単一対の共軸環状出口８６を含んでいるが、任意の数の出口８６を使用してもよいことを理解されたい。加えて、記述の全体にわたって、燃焼器１６の移行ダクト５４で起こる軸方向に燃料を多段化することについて言及してきたが、本噴射器７０は、ライナ（先端部５０と移行ダクト５４との間の）の後方端部で使用され得ること、又はそれが、一体化したライナ及び移行ダクトを有する（「一体型」と呼ばれることもある）燃焼器の中の先端部５０から下流の任意の場所で使用され得ることを理解されたい。したがって、「移行ダクト」という用語は、適切には、燃焼器１６の先端部５０からタービン区分２０まで高温燃焼ガスを運ぶための構造として解釈される。 Although specific examples of the injector 70 include a single pair of co-axial annular outlets 86, it should be understood that any number of outlets 86 may be used. In addition, throughout the description, it has been mentioned that the fuel is multi-staged in the axial direction that occurs in the transition duct 54 of the combustor 16, but the injector 70 is a liner (between the tip 50 and the transition duct 54). Can be used at the rear end of), or it has an integrated liner and transition duct (sometimes referred to as "integrated") anywhere in the combustor downstream from the tip 50. Please understand that it can be used in. Therefore, the term "transition duct" is appropriately interpreted as a structure for carrying high temperature combustion gas from the tip 50 of the combustor 16 to the turbine section 20.

本明細書では、最良の態様を含む例を用いて本発明を開示し、また、任意の装置またはシステムの作製および使用、ならびに任意の組み入れられた方法の実施を含め、当業者であれば本発明を実施することができるようにしている。本発明の特許性を有する範囲は、特許請求の範囲によって画定されており、当業者であれば想起される他の例を含むことができる。このような他の例は、特許請求の範囲の文言と相違ない構造要素を有する場合、または特許請求の範囲の文言と実質的に相違ない等価の構造要素を含む場合に、特許請求の範囲内であることを意図されている。 The present invention is disclosed herein with examples including the best embodiments, and will be described by those skilled in the art, including the fabrication and use of any device or system, and the implementation of any incorporated method. The invention can be carried out. The patentable scope of the present invention is defined by the claims and may include other examples recalled by those skilled in the art. Such other examples are within the scope of the claims if they have structural elements that are not different from the wording of the claims, or if they contain equivalent structural elements that are not substantially different from the wording of the claims. Is intended to be.

最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
［実施態様１］
ガスタービン用の軸方向燃料多段化噴射器であって、
上流端部及び下流端部を備える本体を備え、本体は、圧縮空気が中を通って、圧縮空気源から燃焼器の移行ダクトに流れる一次圧縮空気流路を画定し、本体は、その内部面上に配置された複数の出口を含み、複数の出口の各出口は、
二次燃料源と流体連通する二次燃料導管であって、二次燃料流路を画定する第１の壁を含む二次燃料導管と、
二次燃料導管の半径方向外側に配置され、圧縮空気源と流体連通する二次圧縮空気導管であって、実質的な共軸環状配置で第１の壁周りに配置された第２の壁を含み、第１の壁及び第２の壁は、二次圧縮空気流路を画定する、二次圧縮空気導管とを含み、
各出口は、二次燃料と圧縮空気を、一次圧縮空気流路を横断する方向で一次圧縮空気流路の中に噴射し、それによって、燃料と空気の混合物を形成するように構成される、本体を備える、
ガスタービン用の軸方向燃料多段化噴射器。
［実施態様２］
噴射器が、燃料と空気の混合物をガスタービンの燃焼器の移行ダクトに送るように構成される、実施態様１記載の軸方向燃料多段化噴射器。
［実施態様３］
二次燃料が、天然ガス、液化天然ガス、合成ガス、メタン、エタン、ブタン、プロパン、バイオガス、消化ガス、埋立ガス、石炭坑内ガス、ガソリン、ディーゼル、ナフサ、灯油、メタノール、バイオ燃料、又はそれらの組合せである、実施態様１記載の軸方向燃料多段化噴射器。
［実施態様４］
第１の壁が、約２．６６７ｍｍ（０．１０５インチ）の内径及び約３．１７５ｍｍ（０．１２５インチ）の外径を有する、実施態様１記載の軸方向燃料多段化噴射器。
［実施態様５］
第２の壁が、約４．４４５ｍｍ（０．１７５インチ）の内径及び約４．９５３ｍｍ（０．１９５インチ）の外径を有する、実施態様１記載の軸方向燃料多段化噴射器。
［実施態様６］
本体の内部面が、実質的な楕円形状を有し、二次圧縮空気導管が、二次燃料導管と同心である、実施態様１記載の軸方向燃料多段化噴射器。
［実施態様７］
本体の内部面の実質的な楕円形状が、前方側部及び後方側部を含み、前方側部及び後方側部が、弓形の端部壁によって結合されており、複数の出口が、本体の前方側部及び後方側部に沿って均等に間隔をあけて配置されている、実施態様６記載の軸方向燃料多段化噴射器。
［実施態様８］
ガスタービンであって、
空気を圧縮するように構成される圧縮機と、
圧縮機から圧縮空気を受け取り、一次燃料源から一次燃料を受け取り、かつ圧縮空気と一次燃料との混合物を燃焼して、結果的に燃焼流体が生じるように構成される燃焼器とを備え、燃焼器が、
燃焼器をタービンに流体連結しており、燃焼流体をタービンの方へ送るように構成される移行ダクトと、
移行ダクトに連結された軸方向燃料多段化噴射器とを備え、軸方向燃料多段化噴射器は、
上流端部と、下流端部とを含む本体であって、圧縮空気が中を通って、圧縮空気源から燃焼器の移行ダクトへ流れる一次圧縮空気流路を画定する本体と、
本体の内部面上に配置された複数の出口とを備え、複数の出口の各出口が、
二次燃料源と流体連通する二次燃料導管であって、二次燃料流路を画定する第１の壁を含む二次燃料導管と、
二次燃料導管の半径方向外側に配置され、圧縮空気源と流体連通する二次圧縮空気導管であって、実質的な共軸環状配置で第１の壁周りに配置された第２の壁を含み、第１の壁及び第２の壁が、二次圧縮空気流路を画定する、二次圧縮空気導管とを含み、
各出口が、二次燃料と圧縮空気を、一次圧縮空気流路を横断する方向で一次圧縮空気流路の中に噴射して、それによって、燃料と空気の混合物を形成するように構成される、
ガスタービン。
［実施態様９］
複数の出口が、本体の上流端部の内部面上に配置される、実施態様８記載のガスタービン。
［実施態様１０］
複数の軸方向燃料多段化噴射器が、移行ダクトの周囲で円周方向及び軸方向に配置される、実施態様８記載のガスタービン。
［実施態様１１］
二次燃料及び一次燃料が、同じである、実施態様８記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１２］
本体の内部面が、実質的な楕円形状を有し、前方側部及び後方側部を含み、前方側部及び後方側部（８８、９０）が、弓形の端部壁によって結合されており、複数の出口が、本体の前方側部及び後方側部に沿って均等に間隔をあけて配置されている、実施態様８記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１３］
第１の壁が、約２．６６７ｍｍ（０．１０５インチ）の内径及び約３．１７５ｍｍ（０．１２５インチ）の外径を有する、実施態様８記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１４］
第２の壁が、約４．４４５ｍｍ（０．１７５インチ）の内径及び約４．９５３ｍｍ（０．１９５インチ）の外径を有する、実施態様８記載のガスタービンエンジン。
［実施態様１５］
軸方向に燃料を多段化する方法であって、
二次燃料源から二次燃料流を受け取ることと、
圧縮空気源から一次圧縮空気流を受け取ることと、
二次圧縮空気流を一次圧縮空気流から逸らすことと、
二次圧縮空気流を実質的な共軸環状配置で二次燃料流周りに送ることと、
二次燃料流と二次圧縮空気流を、オリフィスの共軸環状配置を通して一次圧縮空気流を実質的に横断する方向で一次圧縮空気流の中に噴射して、燃料と空気の混合物を形成することと、
燃料と空気の混合物を燃焼器の先端領域から下流のガスタービンの燃焼器に送ることとを含む方法。
［実施態様１６］
燃料と空気の混合物を燃焼器の移行ダクトの中に送ることを含む、実施態様１５記載の方法。
［実施態様１７］
圧縮空気源が、燃焼器の先端領域である、実施態様１６記載の方法。
［実施態様１８］
圧縮空気源は、圧縮機である、実施態様１５記載の方法。
［実施態様１９］
二次燃料流を二次燃料導管を通して送ることを含む、実施態様１５記載の方法。
［実施態様２０］
二次圧縮空気流を、実質的に共軸環状配置で二次燃料導管周りに配置されている二次圧縮空気導管を通して送ることを含む、実施態様１９記載の方法。 Finally, typical embodiments are shown below.
[Phase 1]
Axial fuel multi-stage injector for gas turbines
With this body having an upstream end and a downstream end, the body is compressed air through the medium is, defining a primary compressed air flow path flowing through the transition duct of the combustor from the compressed air source, body, includes a plurality of exit disposed on the inner face, each output port of the multiple output ports,
A secondary fuel conduits in fluid communication with the secondary fuel source, and the secondary fuel conduits including a first wall defining a secondary fuel flow path,
Located radially side Kosoto side of the secondary fuel conduits, a second compressed air conduits in fluid communication with the compressed air source is arranged Ri first Kabeshu in substantial coaxial annular arrangement includes a second wall has a first wall and the second wall defines a secondary compressed air flow path, and a secondary compressed air conduits,
Each exit is the secondary fuel and compressed air, injected into the primary compressed air flow path in a direction transverse to the primary compressed air flow path configuration thereby to form a mixture of fuel and air is the provided with the body,
Gas turbine axial fuel staging injectors for emissions.
[Embodiment 2]
Jetting device is, fuel and configured to mixtures of air to send to the transition duct of the gas Sutabi emissions combustor, embodiments 1 axial fuel staging injector according.
[Embodiment 3]
Secondary fuel, natural gas, liquefied natural gas, synthesis gas, methane, ethane, butane, propane, biogas, digester gas, landfill gas, coal mine gas, gasoline, diesel, naphtha, kerosene, methanol, biofuels, or combinations thereof, embodiments 1 axial fuel staging injector according.
[Embodiment 4]
First wall, about 2.667mm has an outer diameter of the inner diameter and about 3.175 mm (0.125 inch) (0.105 inches), the axial fuel staging injector of embodiment 1.
[Embodiment 5]
Second wall, about 4.445mm has an outer diameter of the inner diameter and about 4.953mm of (0.175 inches) (0.195 inches), an embodiment 1 axial fuel staging injector according.
[Embodiment 6]
Internal surface of the body has a substantially elliptical shape, the secondary compressed air conduits is a secondary fuel conduits concentric, embodiments 1 axial fuel staging injector according.
[Embodiment 7]
Substantive elliptical shape of the inner face of the body comprises a front portion and a rear portion, the front side side and rear side portions are joined by arcuate end wall, opening out of the multiple but along the front side in section and the rear square side part of the main body are evenly spaced, axially fuel staging injector embodiment 6 described.
[Embodiment 8]
A gas turbine,
When configured compressor to compress air,
It receives compressors or al compressed air receives a primary fuel source or al primary fuel, and combusts a mixture of compressed air and primary fuel, a combustor configured to result in combustion fluid occurs the equipped, combustor is,
Combustor and fluidly connected to the turbine, the transition duct configured to channel combustion fluid towards the turbines,
And a axial fuel staging injector coupled to the transition duct, the axial fuel staging injector,
An upstream end, a body comprising: a body including a downstream end, which passes through the middle compressed air defines a primary compressed air flow path through the transition duct of the compressed air source or et combustor,
And a plurality of outlets arranged on the internal surface of the body, each outlet of the multiple outlets,
A secondary fuel conduits in fluid communication with the secondary fuel source, a secondary fuel conduits including a first wall defining a secondary fuel flow path,
Located radially side Kosoto side of the secondary fuel conduits, a second compressed air conduits in fluid communication with the compressed air source is arranged Ri first Kabeshu in substantial coaxial annular arrangement includes a second wall has a first wall and the second wall defines a secondary compressed air flow path, and a secondary compressed air conduits,
Each outlet is a secondary fuel and compressed air, it is injected into the primary compressed air flow path in a direction transverse to the primary compressed air flow path configuration thereby to form a mixture of fuel and air Be done,
gas turbine.
[Embodiment 9]
Outlet of the multiple is disposed on the inner-face of the upstream end portion on the Body, embodiment 8, wherein the gas turbine.
[Embodiment 10]
A plurality of axial fuel staging injectors are disposed circumferentially and axially about the migration duct, Embodiment 8 wherein the gas turbine.
[Embodiment 11]
Secondary fuel and primary fuel, the same gas turbine engine according Embodiment 8.
[Embodiment 12]
Internal surface of the body has a substantially elliptical shape includes a front side and a rear side, the front side side and rear side (88, 90) are coupled by an arcuate end wall and has the outlet of the multiple is, the body before lateral side and along the rear side side are evenly spaced, the gas turbine engine embodiment 8 described.
[Embodiment 13]
First wall, about 2.667mm (0.105 inch) inner diameter and about having an outer diameter of 3.175 mm (0.125 inch), a gas turbine engine embodiment 8 described.
[Phase 14]
Second wall, about 4.445mm (0.175 inch) inner diameter and about having an outer diameter of 4.953mm (0.195 inches), a gas turbine engine embodiment 8 described.
[Embodiment 15]
The fuel in the axial direction a way to multi-stage,
Receiving a secondary fuel stream from a secondary fuel source and
And receiving a primary compression air stream from the compressed air source,
And to divert the secondary flow of compressed air from the primary compressed air stream,
And sending to the secondary fuel stream around the secondary compression air stream at substantially coaxial annular arrangement,
The secondary fuel stream and the secondary compressed air flow, is injected into the primary compressed air stream in a direction substantially transverse to the primary compressed air stream through a coaxial annular arrangement of orifices, the mixture of fuel and air To form and
Method comprising the mixture of fuel and air from the tip region of the combustor and sending to the combustor downstream of the gas turbine.
[Embodiment 16]
Includes sending the mixture of fuel and air into the transition duct of the combustor, embodiments 15 A method according.
[Embodiment 17]
The method of compressed air source, which is the prior end region of the combustor, embodiments 16 described.
[Embodiment 18]
Compressed air source is a compressor, an embodiment 15 A method according.
[Embodiment 19]
The secondary fuel stream includes sending through the secondary fuel conduits, embodiments 15 A method according.
[Embodiment 20]
Secondary compressed air flow, substantially comprising sending through a coaxial annular arrangement in the secondary fuel guide Kanshu secondary compression air guide pipe is disposed is, embodiments 19 A method according.

１０ ガスタービンエンジン
１２ 燃料供給部
１４ 燃焼器区分
１６ 燃焼器
１８ シャフト
２０ タービン
２２ 段
２４ 排気出口
２６ 圧縮機
２８ 段
３０ 酸化剤取入口
３２ 酸化剤供給部
３４ 負荷
３６ 軸方向
３８ 半径方向
４０ 円周方向
５０ 先端部
５２ 第１の燃焼帯
５４ 移行ダクト
５６ 第２の燃焼帯
５８ 燃料多段化噴射器
６０ 二次燃料供給部、供給源
６１ 圧縮空気源
６２ 主流方向、主流路
７０ 軸方向燃料多段化噴射器
７２ 外に面する部分
７４ 本体
７６ 長さ
７８ 深さ
８０ 内部面
８２ 一次圧縮空気流路
８４ 噴射システム
８６ 共軸環状出口
８８ 前方側部
９０ 後方側部
９２ 二次燃料オリフィス
９４ 二次圧縮空気オリフィス
１１０ 二次燃料マニホルド
１１２ 二次燃料導管
１１４ 二次燃料流路
１１６ 上流端部
１１８ 下流端部
１２０ 二次圧縮空気マニホルド
１２２ 二次圧縮空気導管
１２４ 二次圧縮空気流路
１４８ 第１の壁
１５０ 内径
１５２ 外径
１５６ 第２の壁
１５８ 内径
１６０ 外径 10 Gas turbine engine 12 Fuel supply section 14 Combustor classification 16 Combustor 18 Shaft 20 Turbine 22 steps 24 Exhaust outlet 26 Compressor 28 steps 30 Oxidizing agent intake 32 Oxidizing agent supply section 34 Load 36 Axial direction 38 Radial direction 40 Circumferential direction 50 tip 52 second combustion zone 58 fuel staging injectors 60 secondary fuel supply unit the first combustion zone 54 the transition duct 56, a source 61 of compressed air source 62 main flow direction, the main flow passage 70 axially fuel staging Injector 72 Outer facing part 74 Body 76 Length 78 Depth 80 Inner surface 82 Primary compressed air flow path 84 Injection system 86 Co-axis annular outlet 88 Front side 90 Rear side 92 Secondary fuel orifice 94 Secondary compression Air orifice 110 Secondary fuel manifold 112 Secondary fuel conduit 114 Secondary fuel flow path 116 Upstream end 118 Downstream end 120 Secondary compressed air manifold 122 Secondary compressed air conduit 124 Secondary compressed air flow path 148 First wall 150 Inner diameter 152 Outer diameter 156 Second wall 158 Inner diameter 160 Outer diameter

Claims (13)

ガスタービン（１０）用の軸方向燃料多段化噴射器（７０）であって、当該軸方向燃料多段化噴射器（７０）が、
上流端部（１１６）及び下流端部（１１８）を備える本体（７４）を備えており、
前記本体（７４）が、圧縮空気が中を通って、圧縮空気源（６１）から燃焼器（１６）の移行ダクト（５４）に流れる一次圧縮空気流路（８２）を画定し、前記本体（７４）が、その内部面（８０）上に配置された複数の出口（８６）を含んでおり、該複数の出口（８６）の各出口（８６）が、
二次燃料源（６０）と流体連通する二次燃料導管（１１２）であって、二次燃料流路（１１４）を画定する第１の壁（１４８）を含む二次燃料導管（１１２）と、
前記二次燃料導管（１１２）の半径方向外側に配置され、前記圧縮空気源（６１）と流体連通する二次圧縮空気導管（１２２）であって、実質的な共軸環状配置で前記第１の壁（１４８）の周りに配置された第２の壁（１５６）を含み、前記第１の壁（１４８）及び前記第２の壁（１５６）が二次圧縮空気流路（１２４）を画定する、二次圧縮空気導管（１２２）と
を含んでいて、各出口（８６）が、二次燃料と圧縮空気を、前記一次圧縮空気流路（８２）を横断する方向で前記一次圧縮空気流路（８２）の中に噴射して、燃料と空気の混合物を形成するように構成される、軸方向燃料多段化噴射器（７０）。 An axial fuel multi-stage injector (70) for a gas turbine (10), wherein the axial fuel multi-stage injector (70) is
It has a body ( 74 ) with an upstream end ( 116 ) and a downstream end ( 118).
It said body (74), through the medium compressed air defines a compressed air source (61) or al combustor (16) shifts the primary compressed air flow path that flows through the duct (54) in (82), wherein body (74), its inner surface (80) a plurality of outlets arranged on the (86) and Nde contains, each outlet of the plurality of outlets (86) (86),
Secondary fuel source (60) and a fluid communication with the secondary fuel conduit (112), a first secondary fuel conduit includes a wall (148) defining a secondary fuel flow passage (114) (112) When,
Located radially side Kosoto side of said secondary fuel conduit (112), wherein a compressed air source (61) and in fluid communication with the secondary compressed air conduit (122), wherein a substantial coaxial annular arrangement the second includes a wall (156), said first wall (148) and said second wall (156) of the secondary compressed air flow path arranged around the first wall (148) (124) defining a Te secondary compressed air lines (122) and the free Ndei, each outlet (86), the secondary fuel and the compressed air, the primary compression said in a direction transverse to the primary compressed air flow path (82) is injected into the air flow path (82), fuel and Ru are configured to form a mixture of air, the axial fuel staging injector (70). 当該軸方向燃料多段化噴射器（７０）が、前記燃料と空気の混合物を前記ガスタービン（１０）の燃焼器（１６）の前記移行ダクト（５４）に送るように構成される、請求項１記載の軸方向燃料多段化噴射器（７０）。 The axial fuel multistage injector (70) is configured to send a mixture of the fuel and air to the transition duct (54) of the combustor (16) of the gas turbine (10). The axial fuel multistage injector (70). 前記二次燃料が、天然ガス、液化天然ガス（ＬＮＧ）、合成ガス、メタン、エタン、ブタン、プロパン、バイオガス、消化ガス、埋立ガス、石炭坑内ガス、ガソリン、ディーゼル、ナフサ、灯油、メタノール、バイオ燃料又はそれらの組合せである、請求項１記載の軸方向燃料多段化噴射器（７０）。 The secondary fuels are natural gas, liquefied natural gas (LNG), synthetic gas, methane, ethane, butane , propane, biogas, digestion gas, landfill gas, coal mine gas, gasoline, diesel, naphtha, kerosene, methanol, The axial fuel multistage injector (70) according to claim 1, which is a biofuel or a combination thereof. 前記第１の壁（１４８）が、約２．６６７ｍｍ（０．１０５インチ）の内径（１５０）及び約３．１７５ｍｍ（０．１２５インチ）の外径（１５２）を有する、請求項１記載の軸方向燃料多段化噴射器（７０）。 The first wall (148) has an inner diameter (150) of about 2.667 mm (0.105 inches) and an outer diameter (152) of about 3.175 mm (0.125 inches). Axial fuel multi-stage injector (70). 前記第２の壁（１５６）が、約４．４４５ｍｍ（０．１７５インチ）の内径（１５８）及び約４．９５３ｍｍ（０．１９５インチ）の外径（１６０）を有する、請求項１記載の軸方向燃料多段化噴射器（７０）。 The first aspect of claim 1, wherein the second wall (156) has an inner diameter (158) of about 4.445 mm (0.175 inches) and an outer diameter (160) of about 4.953 mm (0.195 inches). Axial fuel multi-stage injector (70). 前記本体（７４）の前記内部面（８０）が、実質的な楕円形状を有し、前記二次圧縮空気導管（１２２）が、前記二次燃料導管（１１２）と同心である、請求項１記載の軸方向燃料多段化噴射器（７０）。 1. The internal surface (80) of the main body (74) has a substantially elliptical shape, and the secondary compressed air conduit (122) is concentric with the secondary fuel conduit (112). The axial fuel multistage injector (70). 前記本体（７４）の前記内部面（８０）の前記実質的な楕円形状が、前方側部（８８）及び後方側部（９０）を含み、前記前方側部（８８）及び後方側部（９０）が、弓形の端部壁によって結合されており、前記複数の出口（８６）が、前記本体（７４）の前記前方側部（８８）及び前記後方側部（９０）に沿って均等に間隔をあけて配置されている、請求項６記載の軸方向燃料多段化噴射器（７０）。 The substantially elliptical shape of the inner surface of said body (74) (80) comprises a front side (88) and rear side (90), said front side (88) and rear side (90 ) Are joined by an arched end wall, with the plurality of outlets (86) evenly spaced along the anterior side (88) and the posterior side (90) of the body (74). The axial fuel multi-stage injector (70) according to claim 6, which is arranged apart from each other. 軸方向に燃料を多段化する方法（２００）であって、
二次燃料源（６０）から二次燃料流を受け取ることと、
圧縮空気源（６１）から一次圧縮空気流を受け取ることと、
二次圧縮空気流を前記一次圧縮空気流から逸らすことと、
前記二次圧縮空気流を実質的な共軸環状配置で前記二次燃料流周りに送ることと、
前記二次燃料流と前記二次圧縮空気流を、オリフィスの共軸環状配置（８６）を通して前記一次圧縮空気流を実質的に横断する方向で前記一次圧縮空気流の中に噴射して、燃料と空気の混合物を形成することと、
前記燃料と空気の混合物を、ガスタービン（１０）の燃焼器（１６）の先端領域（５０）から下流の燃焼器（１６）に送ることと
を含む方法（２００）。 The fuel in the axial direction a way you multistage (200),
Receiving a secondary fuel stream from the secondary fuel source (60)
And receiving a primary compression air stream from the compressed air source (61),
Diverting the secondary compressed air flow from the primary compressed air flow,
And sending to the secondary fuel stream around the secondary compression air stream at substantially coaxial annular arrangement,
The secondary fuel flow and the secondary compressed air flow are injected into the primary compressed air flow in a direction substantially crossing the primary compressed air flow through the co-axial annular arrangement (86) of the orifice to fuel the fuel. And forming a mixture of air and
Method comprising the sending of a mixture of the fuel and air, downstream of the combustor from the tip region (50) of a combustor of the gas turbine (10) (16) (16) (200). 前記燃料と空気の混合物を前記燃焼器（１６）の移行ダクト（５４）の中に送ることを含む、請求項８記載の方法（２００）。 It said fuel and comprising sending a mixture of air into the transition duct (54) of the combustor (16), Method person of claim 8 (200). 前記圧縮空気源（６１）が、前記燃焼器（１６）の前記先端領域（５０）である、請求項９記載の方法（２００）。 The compressed air source (61) comprises a said distal end region of the combustor (16) (50), according to claim 9 how described (200). 前記圧縮空気源（６１）が圧縮機（２６）である、請求項８記載の方法（２００）。 The compressed air source (61) is a compressor (26), how according to claim 8 (200). 前記二次燃料流を二次燃料導管（１１２）を通して送ることを含む、請求項８記載の方法（２００）。 It includes sending the secondary fuel flow through the secondary fuel conduit (112), according to claim 8 ways described (200). 前記二次圧縮空気流を、実質的に共軸環状配置で前記二次燃料導管（１１２）周りに配置されている二次圧縮空気導管（１２２）を通して送ることを含む、請求項１２記載の方法（２００）。 Said secondary compressed air flow, substantially comprising sending through said at coaxial annular arrangement secondary fuel conduit (112) secondary compressed air lines which are arranged around (122), who claim 12, wherein Law (200).
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Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150107255A1 (en) * 2013-10-18 2015-04-23 General Electric Company Turbomachine combustor having an externally fueled late lean injection (lli) system
JP6906381B2 (en) * 2017-07-03 2021-07-21 株式会社東芝 Combustion equipment and gas turbine
US11542016B2 (en) 2018-03-23 2023-01-03 Raytheon Technologies Corporation Cryogenic cooling system for an aircraft
CN109489071B (en) * 2018-11-28 2023-09-12 中国华能集团有限公司 Low NO x Exhaust combustor, gas turbine system, method for starting gas turbine system, and method for regulating load
US11333360B2 (en) * 2020-09-25 2022-05-17 General Electric Company Fuel injector for a turbomachine
US11846426B2 (en) 2021-06-24 2023-12-19 General Electric Company Gas turbine combustor having secondary fuel nozzles with plural passages for injecting a diluent and a fuel

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5239818A (en) * 1992-03-30 1993-08-31 General Electric Company Dilution pole combustor and method
US7762073B2 (en) * 2006-03-01 2010-07-27 General Electric Company Pilot mixer for mixer assembly of a gas turbine engine combustor having a primary fuel injector and a plurality of secondary fuel injection ports
US8001761B2 (en) * 2006-05-23 2011-08-23 General Electric Company Method and apparatus for actively controlling fuel flow to a mixer assembly of a gas turbine engine combustor
CN101713546B (en) * 2008-10-08 2013-06-26 中国航空工业第一集团公司沈阳发动机设计研究所 Low-pollution combustor for various fuels
US8701418B2 (en) 2009-01-07 2014-04-22 General Electric Company Late lean injection for fuel flexibility
US8701383B2 (en) 2009-01-07 2014-04-22 General Electric Company Late lean injection system configuration
US8707707B2 (en) 2009-01-07 2014-04-29 General Electric Company Late lean injection fuel staging configurations
US8701382B2 (en) 2009-01-07 2014-04-22 General Electric Company Late lean injection with expanded fuel flexibility
US8745897B2 (en) 2009-12-08 2014-06-10 Lacrosse Footwear, Inc. Traction enhancing devices for footwear assemblies
US8381532B2 (en) * 2010-01-27 2013-02-26 General Electric Company Bled diffuser fed secondary combustion system for gas turbines
US8769955B2 (en) * 2010-06-02 2014-07-08 Siemens Energy, Inc. Self-regulating fuel staging port for turbine combustor
US8800289B2 (en) * 2010-09-08 2014-08-12 General Electric Company Apparatus and method for mixing fuel in a gas turbine nozzle
US9010120B2 (en) 2011-08-05 2015-04-21 General Electric Company Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
US8919137B2 (en) 2011-08-05 2014-12-30 General Electric Company Assemblies and apparatus related to integrating late lean injection into combustion turbine engines
CN103717971B (en) * 2011-08-11 2015-09-02 通用电气公司 For the system of burner oil in gas-turbine unit
US9303872B2 (en) * 2011-09-15 2016-04-05 General Electric Company Fuel injector
US20130074505A1 (en) * 2011-09-22 2013-03-28 General Electric Company System for directing airflow into a combustor
US8904796B2 (en) 2011-10-19 2014-12-09 General Electric Company Flashback resistant tubes for late lean injector and method for forming the tubes
US9243507B2 (en) * 2012-01-09 2016-01-26 General Electric Company Late lean injection system transition piece
US20130213046A1 (en) 2012-02-16 2013-08-22 General Electric Company Late lean injection system
US9151500B2 (en) * 2012-03-15 2015-10-06 General Electric Company System for supplying a fuel and a working fluid through a liner to a combustion chamber
US9284888B2 (en) * 2012-04-25 2016-03-15 General Electric Company System for supplying fuel to late-lean fuel injectors of a combustor
US9200808B2 (en) * 2012-04-27 2015-12-01 General Electric Company System for supplying fuel to a late-lean fuel injector of a combustor
US8479518B1 (en) * 2012-07-11 2013-07-09 General Electric Company System for supplying a working fluid to a combustor
US20140123653A1 (en) 2012-11-08 2014-05-08 General Electric Company Enhancement for fuel injector
US9644845B2 (en) * 2014-02-03 2017-05-09 General Electric Company System and method for reducing modal coupling of combustion dynamics

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